一种基于小波的导弹静基座初始粗对准方法

目前战术导弹广泛采用捷联惯导系统。该系统在导弹发射前要经过初始对准，由于陀螺和加速度表的噪声很大，影响初始对准的精度，为减小噪声影响，文中将小波消噪理论应用到导弹捷联惯性制导系统的初始自对准中。研究显示，小波分解滤波可以显著减小惯性器件的噪声，利用经过消噪的信号进行初始对准，滤波器的收敛速度加快，在相同对准时间内精度有明显提高。     

SINS/伪卫星组合导航系统

GPS能够提供全天候的实时高精度定位，但有时GPS系统不能工作，伪卫星的引入可以解决这一问题。文中研究了伪卫星导航原理，分析了伪卫星导航系统存在的问题以及解决方法。研究了SINS／伪卫星组合导航系统，给出了组合导航方案、误差方程和卡尔曼滤波算法，并进行了仿真研究。仿真结果表明．SINS／伪卫星组合导航系统可以有效抑制惯导系统的误差发散。伪卫星在GPS不可用时提供了另一种可行的区域导航定位方案。     

捷联惯导系统动基座初始对准研究

建立了捷联惯导系统动基座对准的误差模型,利用分段定常系统可观测性分析理论和方法对系统动基座初始对准时的可观测性进行了全面分析.并采用卡尔曼滤波技术,对系统在各种运动基座初始对准情况下的平台误差角进行了估计,给出了方差仿真曲线,比较了静基座与在这些运动情况下的卡尔曼滤波器的估计效果.仿真结果表明,在捷联惯导系统动基座初始对准过程中,可以通过载体线运动和角运动的改变来提高系统的可观测性和状态变量的可观测度,从而提高估计的精度和速度.     

弹载IMU/GPS组合导航系统的动基座对准问题研究

分析了弹载惯性测量装置(IMU)与全球定位系统(GPS)的系统误差源,建立了对应的系统误差模型;利用卡尔曼滤波技术,设计了IMU/GPS组合导航系统的动基座对准算法。计算机仿真结果表明,在初始误差较大、弹体高速旋转的条件下,经过360 s的动基座对准,三个姿态角误差可降至10″以下,同时位置和速度误差得到修正,验证了该算法的有效性。     

SINS/北斗双星组合导航系统研究

对SINS与北斗双星定位系统的组合导航系统进行了研究.应用卡尔曼滤波技术实现了SINS和北斗双星定位系统的组合导航,建立了组合导航系统数学模型,进行了仿真实验.结果表明,组合系统的导航精度大大提高.     

SINS/北斗双星组合导航系统研究

对SINS与北斗双星定位系统的组合导航系统进行了研究.应用卡尔曼滤波技术实现了SINS和北斗双星定位系统的组合导航,建立了组合导航系统数学模型,进行了仿真实验.结果表明,组合系统的导航精度大大提高.     

捷联复合制导导弹的一种新型初始对准

本文研究捷联复合制导导弹的一种新型初始对准方案，利用地面雷达观测信息和弹载加速度信息，快速确定导弹启控时刻的弹体坐标系相对雷达坐标系的三个失调角。文中运用广义卡尔曼滤波技术给出了失调估计器的设计方法，对推敲角估计时间及误差进行了仿真和分析，对观测方式提出了一种改进方案，表明本设计用于飞行过程中实施初始对准的有效性。     

简化UKF在SINS摇摆基座上的初始对准

大方位失准角情况下,捷联惯导系统(SINS)误差方程是非线性的,传统的扩展卡尔曼滤波(EKF)会产生线性化误差,影响初始对准精度.为了减少滤波计算量,将一种简化的UKF(RBAUKF)方法应用于SINS初始对准,采用较少的采样点数目和简化的滤波更新算法,避免了对非线性方程的线性化.仿真结果表明,RBAUKF与EKF相比,可在较短时间内完成初始对准,具有更高的精度.     

一种AUV捷联惯导系统动基座快速初始对准方法

针对AUV的特点,介绍一种采用捷联惯导系统进行导航的AUV动基座快速对准方法。通过模型建立与公式推导提出用两个水平失准角的稳态值估计方位失准角稳态值的方法,计算机仿真结果证明,在保证一定精度的前提下,可加快初始对准的速度。     

INS/GNSS/CNS组合导航系统仿真研究

研究了INS／GNSS／CNS组合导航系统的原理和特点。分析并建立了组合导航系统的误差模型，采用了平台失准角、INS与GNSS的位置之差和速度之差作为观测量进行仿真计算。仿真结果表明：采用天文导航系统对弹道导弹的INS／GNSS组合导航系统进行辅助将大幅度提高导弹的导航精度，具有重要的实际意义。     

捷联惯导/天文组合导航

为了有效提高惯性导航精度,文中介绍了一种基于星敏感器的捷联惯导组合导航方法。首先分析了捷联惯导／星敏感器组合导航系统的工作原理。其次,对组合导航系统进行建模,分析系统误差,通过捷联惯导和星敏感器的输出构造量测值,建立系统的误差状态方程和量测方程。最后,利用间接卡尔曼滤波,估计出组合导航系统的误差状态量,进而修正捷联惯导系统的位置、速度和姿态角。最终,通过对仿真结果的分析证实了该方法的有效性。     

弹载SINS/CNS组合导航系统在线标定方法

提出一种弹载SINS/CNS组合导航系统在线标定方法。该方法将星敏感器安装偏角误差、陀螺漂移及加速度计零偏误差扩维为状态量,利用星敏感器与惯导系统姿态角之间的关系建立观测方程,采用卡尔曼滤波对安装误差及惯性器件误差进行估计和补偿。设计趋于一般运动状态的路径对上述方法进行仿真验证。仿真结果表明,该方法可以实现对星敏感器安装误差及惯性器件误差的估计,其中安装误差估计精度优于0.1',陀螺漂移估计精度优于0.01°/h,加速度计零偏估计精度优于20μg。     

基于光纤陀螺的SINS/GPS组合导航系统的设计与实现

文中在自行研制的光纤陀螺的基础上,基于DSP芯片,采用传统的Kalman滤波技术,采用内组合模式,设计并实现了SINS/GPS组合导航系统,通过车载实验与PHINS组合导航系统的比较,验证了自研组合导航系统的导航精度及可靠性.     

动基座惯导系统快速初始对准方案

由于动基座的非匀速运动,给惯导系统平台的调平带来了附加误差.通过分析动基座在水平方向的运动加速度,推出了惯导系统平台调平等效误差角模型,并给出了一种快速初始对准方案.     

光谱红移/SINS自主组合导航方法

为了满足巡航弹对导航系统高精度和强可靠性的要求,提出一种基于光谱红移测速原理的捷联惯导(SINS)/光谱红移(SRS)自主组合导航新方法.在研究光谱红移导航原理的基础上,设计了SINS/SRS自主组合导航系统方案,建立了该组合导航系统的数学模型和算法,并进行了仿真验证.结果表明:提出的SINS/SRS自主组合导航新方法,能利用SRS获得的高精度速度信息对SINS进行校正,有效抑制SINS随时间累积的误差,精度高,可靠性好,能满足巡航弹对导航系统性能的要求.     

SINS辅助GPS检测技术在弹载组合导航中的应用

针对弹载SINS/GPS深组合导航系统提出一种动态检测GPS信号有效性的方法。推导了基于卡尔曼滤波理论和GPS伪距、伪距率量测的SINS/GPS深组合导航算法,通过分析滤波器残差统计特性设计了基于残差χ2检验的GPS信号故障检测算法和基于切比雪夫大数定理的GPS信号故障隔离算法。理论和仿真分析表明:利用SINS辅助GPS故障检测可进一步提高深组合导航系统的动态抗干扰能力,在GPS单颗或多颗卫星数据出现故障的条件下有效保障组合导航系统的导航精度。     

FOG SINS/GPS组合导航系统不同步时间的鉴定方法

研究了FOG SINS/GPS组合导航系统不同步时间产生的原因及其鉴定方法。在该鉴定方法中,通过考察FOG SINS/GPS组合导航系统不同步时间与纵向加计零偏的卡尔曼滤波稳态估计值之间的定量关系,给出一个经验公式。使用某型光纤陀螺捷联惯导系统采集的静态导航数据和模拟的飞行动态轨迹进行了半物理仿真,仿真结果表明,当不同步时间小于0.5s时,该鉴定方法的估计精度优于80 ms。     

惯导/数据链组合导航技术在诱饵导弹中的应用

针对作战飞机在突入敌方防空范围时,会面临地面防空武器和空空导弹拦截的问题,提出诱饵导弹基于惯导/数据链组合导航的编队飞行模式来提高飞机生存概率.考虑该编队由领机和诱饵导弹组成,诱饵导弹通过伪距测量,利用卡尔曼滤波器,得到自身的精确相对位置.采用编队飞行轨迹发生器产生运动轨迹,通过系统仿真表明:纬度和经度误差均小于5 m(1σ),高度误差小于20 m(1σ).仿真结果证明了该方法的有效性与可行性.